分别采用溶液浸渍法及真空热压成型法制备了连续碳纤维增强含杂萘联苯结构聚芳醚酮(CF/PPEK)预浸料和复合材料,对不同成型温度制备的复合材料进行了超声相控阵和三维X射线显微镜(XRM)无损检测,利用旋转流变仪、电子万能试验机、动态力学分析仪(DMA)、红外光谱仪(FT-IR)、扫描电镜(SEM)、金相显微镜对CF/PPEK复合材料进行了表征,系统研究了成型温度对纤维的浸润质量以及复合材料孔隙率、弯曲行为和层间剪切性能的影响,通过力学性能分析和断口形貌表征研究了断裂机理及缺陷对其性能产生的影响。试验结果表明:成型温度为350 ℃时,CF/PPEK复合材料的弯曲模量和层间剪切强度分别为125 GPa和64 MPa;成型温度为360 ℃时,CF/PPEK复合材料的缺陷最少,弯曲强度可达1 376 MPa;而370 ℃高温下,复合材料出现明显缺陷,各方面性能急剧下降。

玻璃纤维增强铝合金(Glass Fiber Reinforced Aluminum ,GLARE)层板是一种在航空工业中被广泛使用的混杂复合材料。本研究采用三点弯曲试验方法对其进行弯曲加载,同时利用声发射技术(Acoustics Emission,AE)对弯曲过程中层板的损伤行为进行实时监测,并基于多AE参数及K-means聚类方法探究了不同铺层结构GLARE层板的弯曲性能及失效机理。结果表明:铝合金的铺层位置对GLARE层板的弯曲性能有显著影响;最外层铝合金与复合材料层的变形协调作用可以有效延缓损伤的起始与演化。GLARE层板在弯曲失效过程中的损伤模式及对应的峰值频率为:0~50 kHz代表铝合金损伤,80~210 kHz代表基体开裂,210~320 kHz代表纤维剥离和界面分层,320~400 kHz代表纤维断裂。

针对单晶片超声检测玻璃纤维增强复合材料层压板内声场分布,使用CIVA软件得到了不同楔块厚度下材料内部声场的变化规律;同时进行试块内不同规格的预制缺陷仿真试验,通过对缺陷进行B扫图及A扫回波波形分析,得到不同深度缺陷回波特点及波高规律。最后,使用超声检测仪器对制作的玻璃纤维层压板进行实际检测验证试验。试验结果表明:不同尺寸及埋深的分层缺陷的波形特点及检测结果与仿真试验结果相同;当缺陷距离表面太近时,检测得到的尺寸比实际缺陷大很多;当缺陷位于层压板中间时,检测结果均接近实际尺寸;当缺陷位于层压板底部时,检测结果比实际尺寸小。

采用非线性有限元仿真方法研究双三角点阵夹芯结构抗冲击性能,使用直径为16 mm的半球形冲击器以不同的冲击能量分别对夹芯板的节点和基底位置进行冲击,研究了点阵夹芯板的失效机理和动态响应,以及各个变量对夹芯板的抗冲击性能的影响规律。结果表明:双三角点阵夹芯结构的主要失效形式为面板的基体拉伸破裂;芯子的失效形式受自身结构和受力方式影响,主要为脆性坍塌断裂和塑性变形。载荷-时间曲线表明,冲头能量与冲击位置对夹芯板的损伤失效行为有着显著的影响。相同冲击能量下,与基底冲击相比,夹芯板在节点冲击时的损伤程度及载荷峰值都更优,抗冲击性能更加优异;高冲击能量下,节点冲击的吸能效果更优,但二者载荷变化趋势却越来越相似。

为研究三杆支撑(Kagome)结构的压缩性能并对其进行轻质化设计,通过改变胞元的结构参数,建立了12种不同胞元相对密度的Kagome多层点阵结构模型,利用压缩试验和模拟仿真对其进行准静态压缩力学性能分析。研究发现在胞元高度一定时,支撑杆倾角和截面直径的增大均会提高Kagome多层点阵结构的抗压缩性能,且倾角大小对结构整体最大等效平压强度的影响要大于杆直径的影响。胞元相对密度从16.6%提高到60.7%,整体等效平压模量提高了5.54倍,最大等效平压强度提高了4.52倍,模拟仿真结果和试验结果具有一致性。此外,对Kagome加固点阵结构进行轻质化设计,整体质量直接减少了16.3%,压缩仿真结果表明,轻质化设计小幅提升了点阵结构在压缩坍塌失效之前的整体等效平压模量、最大等效平压强度、相对比强度、比刚度和等参数。

民用复合材料飞机中,L形层合板是最常见也是最关键的元件,研究其失效机制对飞机结构安全至关重要。层内基体裂纹扩展和层间分层失效是L形复合材料层合板最关键的两种失效机制,这两种失效机制可能同时发生并且存在耦合作用。本文提出两套数值分析模型,用于描述L形复合材料层合板的失效过程。模型Ⅰ在L形板的弧形区域层间布置零厚度内聚力单元用于模拟分层,同时在90°层内铺设径向零厚度内聚力单元用于模拟基体裂纹。模型Ⅱ采用XFEM方法模拟基体裂纹的萌生和扩展,采用内聚力行为方法模拟分层。通过与试验进行对比,验证了本文方法的可行性。同时,对两套模型在失效模式和关键载荷预测等方面的能力和优缺点进行评价。结果表明,两套模型都能描述基体裂纹和分层的扩展及二者的耦合作用。模拟分析所得到的失效模式与试验结果一致,同时预测的初始失效载荷和最大失效载荷也与试验结果吻合良好。

针对三维四向碳/碳复合材料力学性能预测问题,基于参数传递多尺度分析方法建立微结构模型,并结合细观力学方法实现了基本力学性能的预测。首先在微观尺度采用随机扰动算法构造出纱线体积代表单元(RVE)模型,预测得到纤维束有效性能参数。同时,采用观察试验法构建三维四向碳/碳复合材料细观RVE模型。最后通过均匀化理论准确预测了复合材料弹性性能参数,并讨论了纱线填充因子对三维四向碳/碳复合材料弹性性能参数的影响,开展了相关试验。结果表明:建立的多尺度有限元模型的拉伸模拟预测结果与试验结果误差在5.5%左右;复合材料弹性性能参数对纱线填充因子的敏感度各不相同。

将含磷POSS(DMPOSS)以5wt%、10wt%和15wt%的添加量添加到乙烯基酯树脂中,通过差示扫描量热仪(DSC)、热重分析(TG)、极限氧指数(LOI)、锥形量热仪和扫描电镜(SEM)测试研究了DMPOSS对乙烯基酯树脂玻璃化转变温度、热稳定性和燃烧性能的影响。DSC测试结果表明:DMPOSS的加入能够明显提升乙烯基酯树脂的玻璃化转变温度。LOI测试结果表明:添加DMPOSS改性的乙烯基酯树脂的氧指数随DMPOSS含量的增加而逐渐升高。当添加15wt% DMPOSS时,乙烯基酯树脂的氧指数达到23.8%。锥形量热仪测试结果表明:DMPOSS的加入能够有效降低乙烯基酯树脂的热释放。当添加15wt% DMPOSS时,乙烯基酯树脂的热释放速率峰值降低了44.9%,总的热释放降低了30.4%。

纤维取向度对短纤维增强复合材料的宏观性质有着明显的影响。采用机器视觉方法从扫描电镜(SEM)照片中提取纤维取向度是一种兼顾效益和成本的做法。为准备训练和测试数据集,基于正交椭圆纤维闭合近似模型推导了一种取向分布,并结合接收-拒绝算法和RSA算法实现了短纤维复合材料几何结构的重构,从而生成大量模拟SEM图像。在此基础上,提出一种基于灰度共生矩阵的BP神经网络(GLCM-BP)用于取向度的预测,并与常见的形态学分割、结构张量关系、卷积神经网络算法(CNN)方案的结果进行了对比。算例表明,GLCM-BP模型能够很好地预测纤维取向度,测试数据的拟合相关性达到0.99,均方误差约为0.01,满足工程使用的需要。横向对比发现:结构张量公式在平面分布中的预测结果明显偏小;在低纤维体积分数时,形态学方法和GLCM-BP法预测结果最好;在高纤维体积分数时,GLCM-BP和卷积神经网络表现更好。本文提出的GLCM-BP法也有一定抵抗噪点的能力。

为了探究陆基充气天线用三维大隔距机织间隔织物柔性复合材料的服役性能影响因素,分别对裁剪拼接造成的拼接强力、在酸碱工作环境中的材料强力、经折叠－展开-再折叠的耐折叠性能三大方面进行了研究。结果表明:拼接宽度为30 mm,选用胶黏剂聚氨酯A584,拼接方向夹网布经向,得到的拼接强力效果最佳,能达到反射面本体材料的断裂强力;在耐酸碱试验中,聚氨酯A584和TPU热熔胶膜均未脱胶,且表现出较好的耐腐蚀性能,表明构成反射面的各部分材料能适应天线的各种工作环境;充气反射面材料表现出较好的折叠性,其折叠性能与折叠次数、拼接宽度具有一定相关性,而与拼接用胶关系不大,拼接材料的宽度增加,折叠次数对其作用越小,折痕回复性能较好。

针对大展弦比太阳能无人机的性能要求,开展碳纤维复合材料太阳能无人机机翼的优化设计。选用NACA4412为基准翼型,利用xfoil软件作为气动计算软件,基于NSGA-Ⅱ优化算法进行翼型优化。在此基础上对机翼进行三维建模,采用 CFD 软件进行气动特性分析,并利用ANSYS Workbench静力学模块对机翼进行流固耦合分析。结果表明:翼型优化后,升力系数提高4.20%,阻力系数降低8.74%,升阻比提高14.18%;在气动载荷作用下,从翼根向翼尖方向压力逐渐增大,翼尖处最大压力相对外界大气压力为242 Pa;在外载荷作用下,最大应力显示在翼根附近,为61.397 MPa,翼变形的最大值为40.262 mm,整体满足太阳能无人机的允许变形量在 5%以内即翼尖变形不得大于半翼展长度值的5%的刚度要求。研究结果可为碳纤维复合材料太阳能无人机设计和研制提供理论参考。

复合材料层压板固化过程中产生的热化学和热力现象是造成零件残余应力及变形的主要原因,且Z形复合材料层压板在航空发动机总体结构上应用潜力大,因此需对Z形层压板的固化成型进行优化分析。建立固化度相关的理论模型,利用ABAQUS软件二次开发功能进行有限元仿真分析,进行正交试验设计,分析了转接半径、铺层数量及堆叠顺序等设计参数对Z形层压板固化变形的影响。分析结果表明,树脂模量、固化度和成型过程温度有较大关联性,只有铺层数量会显著影响变形量,而转接半径和堆叠顺序的影响较小。在转接半径为12 mm、铺层数量为4以及堆叠顺序为[30]组合下,Z形层压板的变形量能够取到局部最优。

对复合材料层压板胶接挖补修理后强度特性分析及评估方法开展了研究,提出了一种能够模拟复合材料挖补修理结构逐渐失效过程以及强度预测的数值分析方法;设计并完成了无损试样及楔形挖补修理试样的拉伸试验,以验证计算模型的有效性及精度;最后,利用提出的数值分析模型,进行了复合材料挖补修理参数影响分析,发现5°为最优挖补修理角,胶层厚度以0.1 mm为宜。当补片铺层中0°和±45°层各占50%时,挖补修理层合板承载能力最高。

高储能性能的储能电容器因其超快充放电速度、超高功率密度而在船载逆变器、光伏发电、航母弹射系统等领域受到广泛关注。提升现有电容器储能密度(U_e)能够加快实现电力电子技术设备的集成化并促进电力电子技术的快速发展。以聚偏氟乙烯-三氟氯乙烯[P(VDF-CTFE)]为基体,以线性均聚物聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)为填料,限制P(VDF-CTFE)的结晶及铁电相变,采用共沉淀析出-热压技术替代传统溶液流延法,以实现复合材料结构的均一性。结果显示PMMA能够在P(VDF-CTFE)中均匀分布且限制铁电弛豫损耗,结合相场模拟分析可知均匀分布的PMMA能够优化电场分布,20vol%填充量时在372 MV/m的电场下获得10.1 J/cm³的U_e与74%的能量释放效率(η),为高储能复合电介质薄膜的实用化提供科技支撑。

风电叶片在沙戈荒环境服役过程中会遇到极端高温天气,叶片内腔无法散热会导致温度远高于大气环境温度,随着未来沙戈荒地区风力发电机组装机量不断增加,研究沙戈荒环境下风电叶片复合材料耐高温性能至关重要。对风电叶片蒙皮、梁帽、壳体所用复合材料在60 ℃下的力学性能变化情况进行了研究,为沙戈荒环境下的风电叶片材料的选择和设计提供参考。试验结果表明:60 ℃高温作用3 h后,蒙皮用层合板的拉伸和压缩性能退化程度高,拉伸强度和压缩强度下降率分别为23.9%、41%,但层合板的V形剪切强度下降率相对较低,为1.5%;梁帽用拉挤板的V形剪切强度下降率较高,为16.3%,拉挤板的拉伸强度和压缩强度下降率分别为3.3%、6.3%;壳体用PVC60泡沫和Balsa轻木夹芯复合材料的剪切强度分别下降31%、4.2%。

太阳能无人机采用超大展弦比机翼,巡航速度低,机翼载荷较小,不能负担过大的结构重量飞行,因此对飞机结构重量的要求严苛。太阳能无人机机翼主梁采用复合材料圆管的形式,机翼主梁占机翼结构的大部分重量,因此需要对机翼复合材料主梁的铺层进行优化设计,以减轻机翼主梁的重量,优化主梁结构传力效果。首先建立了太阳能无人机单边机翼的有限元模型,然后依次对机翼复合材料主梁进行铺层形状优化、铺层厚度优化与铺层顺序优化,优化后机翼主梁重量下降18.68%,最大应力下降21.16%,翼尖变形下降5.9%。

干纤维自动铺放液体成型复合材料技术是将自动铺放技术和液态成型技术结合,可同时实现先进复合材料的高韧化、自动化和低成本化,是复合材料扩大应用的重点发展方向之一。首先介绍了干纤维自动铺放液体成型复合材料技术的起源,然后分析了国外成熟的干纤维自动铺放材料的组成、性能和制备方法,归纳总结了国外干纤维自动铺放液体成型复合材料构件验证和应用情况,最后简单介绍了国内干纤维自动铺放液体成型复合材料技术现状,以期推动国内干纤维自动铺放液体成型技术的发展和应用。

未来对重型运载火箭的需求日益迫切,在总载荷一定的情况下,携带货物重量提升,必定要降低火箭本体的重量,这就对现有的材料和结构提出了更高的要求。不以牺牲强度和功能性为代价,如何提升材料的有效载荷比成为重要挑战。目前最常见并且高效的方法,是通过设计和制备各种新型夹层结构,同时满足轻质、高强以及具备功能性的要求。本文总结了近些年来国内外夹层结构的研究进展,详细介绍了几种主要夹层结构的结构基础与特点,以及其各自的力学性能及多样的功能性,并提出了对我国夹层结构领域研究发展的建议。